СПОСОБ ЛИКВИДАЦИИ РАКЕТ Российский патент 1999 года по МПК F42D5/04 

Описание патента на изобретение RU2139491C1

Изобретение относится к области макетной техники и может быть использовано для обеспечения оперативной массовой ликвидации выводимых из эксплуатации ракет.

Известны способы ликвидации (утилизации) ракет на специальных промышленных базах путем разборки ракеты на составные части и последующей переработки или уничтожения этих составных частей. Наибольшую трудность представляет утилизация твердотопливных ракет. В отличие от способа утилизации жидкостных ракет, по которому после слива топлива и нейтрализации его остатков, разборке (разделке) подлежит сухой, пустой корпус, в твердотопливной ракете кроме корпуса разделывается и уничтожается твердотопливный заряд.

В настоящее время как в России, так и за рубежом основными способами утилизации твердотопливных ракет является сжигание двигателей на стендах, гидроразмыв или механическая разделка их твердотопливных зарядов (газета "Правда" N 183 от 4.02.1997 г.).

Все эти способы утилизации ракет небезопасны, реализация их требует отработки, крупномасштабного строительства, больших финансовых затрат.

Технологический цикл утилизации ракет на промышленных базах достаточно длительный, пропускная способность баз ограничена (это существенно снижает оперативность утилизации), кроме того требуется потенциально опасное транспортирование большого количества отслуживших свой срок ракет из мест эксплуатации к базам утилизации через густонаселенные районы страны.

Известен также способ оперативной ликвидации ракет путем их отстрела (см. РКТ N 25, 26 от 24.06.1988 г.). В конце 80-х годов в США указанным способом предполагалось уничтожить в общей сложности до 100 ракет "Першинг-2" и крылатых ракет наземного базирования GLCM.

Однако тогда этот способ не был реализован, поскольку требовалось оснастить все подлежащие ликвидации ракеты оборудованием самоликвидации на случай потери управления ракетой в полете, но такое оборудование в тот период в США в необходимом количестве отсутствовало.

Указанный способ ликвидации ракет является наиболее близким аналогом и может быть принят в качестве прототипа.

Недостатками прототипа являются:
1. Ликвидация осуществляется по схеме практического пуска до полного окончания полета с задействованием всех систем ракеты, что делает этот способ ликвидации приемлемым только для абсолютно исправных ракет.

2. Необходимость оснащения ликвидируемых ракет весовыми имитаторами боевых частей или инертными боевыми частями для того, чтобы полет осуществлялся по расчетной траектории.

3. Сложность обеспечения ограниченности территории непосредственной ликвидации ракет (из-за возможных отказов практически отслоивших свой срок ракет в полете существует вероятность их схода с траектории на протяжении всей трассы полета).

4. Необходимость задействования полномасштабной системы телеизмерений для обеспечения выполнения требований по контролю за пусками, предусмотренных Договором о сокращении стратегических наступательных вооружений (CHB-1).

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение оперативной массовой ликвидации снимаемых с эксплуатации ракет без развертывания и задействования специальных производств, максимально используя возможности самих ракет. При этом процесс ликвидации должен быть безопасным, без больших финансовых затрат и с минимальным отрицательным воздействием на окружающую среду.

Согласно изобретению поставленная задача решается путем проведения практического пуска с организацией санкционированного задействования в заданный момент времени системы аварийной самоликвидации, что приводит к уничтожению ракеты. Задействование аварийной системы самоликвидации осуществляют в требуемый момент времени преднамеренным отклонением ракеты от заданной траектории, например, отклоняют ракету по рысканию на угол, превышающий то предельное значение угла рыскания на которое настроены система управления и система аварийной самоликвидации. В соответствии с изобретением отклонение ракеты от заданной траектории осуществляют программным методом путем предварительного введения на борт ракеты измененного полетного задания.

Практически эта операция может быть осуществлена и другими методами, например, путем подачи команды на отклонение ракеты по радиоканалу. Но при этом необходимо иметь передатчик на стартовой позиции и приемник сигнала - на борту ракеты.

Кроме того, работа приемника сигнала должна быть согласована с работой система управления. Помимо неизбежных при этом конструктивных доработок ракеты, возникает проблема доработки системы управления. Как правило, после старта ракеты система управления работает автономно, прием и тем более выполнение дополнительных команд в ней не предусмотрено, поэтому обеспечение согласованной работы приемника радиосигналов и системы управления ракеты требует дополнительных затрат.

Предложенный в настоящем изобретении вариант отклонения ракеты от заданной траектории является наиболее оптимальным, не требует конструктивных изменений и доработок ни ракеты, ни системы управления, предусматривает лишь введение перед пуском измененного полетного задания. Причем за счет изменения полетного задания можно произвести не только отклонение ракеты от заданной траектории на требуемый угол, но и обеспечить выполнение этой операции на любой секунде полета в нужной точке траектории. Таким образом, появляется возможность подрыва ракеты в любой наиболее оптимальный с точки зрения безопасности и технического состояния ракеты момент времени (текущего времени полета).

Пример реализации. Предложенный способ ликвидации ракеты был опробован на Северном флоте в акватории Баренцева моря запуском твердотопливной ракеты с подводной лодки. В соответствии с полетным заданием, срабатывание системы аварийного подрыва произошло на 28 секунде полета на высоте 3 км. В результате взрыва ракета была разрушена, основная часть осколков (фрагментов) догорела при падении в атмосфере, не догоревшие осколки упали в открытое море. Была прямая видимость, процесс разрушения и падения горящих осколков наблюдался визуально и факт ликвидации ракеты был зарегистрирован с использованием простейших оптических средств.

Проведенные испытания показали эффективность предложенного способа ликвидации ракет и широкие возможности его применения, без проведения доработок конструкции ракеты с использованием имеющихся на ракете средств.

По сравнению с прототипом предложенный способ ликвидации ракет имеет следующие преимущества:
1. Снижение до минимума воздействия на окружающую среду (обеспечение разрушения ракеты на фрагменты, полного их сгорания, проведение непосредственной ликвидации ракет в местах, наиболее удаленных от районов жизнедеятельности людей).

2. Минимальные доработки конструкции (единственной существенной доработкой может быть только оснащение ракеты системой аварийной самоликвидации, если такая система в конструкции ракеты не предусмотрена. Практически для большинства российских ракет система аварийной самоликвидации является неотъемлемой составной частью ракеты и устанавливается при ее изготовлении).

3. Возможность ликвидации ракеты в любой точке траектории, исходя из безопасности и технического состояния ракеты.

4. Достаточно иметь в исправном состоянии только системы, обеспечивающие доставку ракеты в заданную точку ликвидации (как правило, это только первая ступень).

5. Не требуется оснащение ракет весовыми имитаторами боевых частей или инертными боевыми частями. В процессе ликвидации, от ракеты точного прибытия на боевое поле не требуется, а на этапе работы первой ступени, до момента ликвидации относительное изменение веса ракеты из-за отсутствия боевых частей незначительно и полностью компенсируется системой управления.

6. Не требуется полномасштабного развертывания и задействования системы телеизмерений, поскольку ликвидация ракет происходит в пределах прямой видимости и контроль ее наблюдателями (экспертами, представителями международных инспекций и др. ) может осуществляться с использованием простых оптических средств наблюдения и регистрации.

Похожие патенты RU2139491C1

название год авторы номер документа
Ракета с пространственным ограничением траектории полета и способ ее самоликвидации 2019
  • Бабушкин Сергей Владимирович
  • Васильев Георгий Владимирович
  • Грачиков Дмитрий Викторович
  • Кашин Валерий Михайлович
  • Мигда Артем Алексеевич
  • Питиков Сергей Викторович
  • Смыслов Александр Викторович
  • Шляхов Валерий Павлович
RU2724152C1
Ракета с пространственным ограничением траектории полета 2022
  • Чернявец Владимир Васильевич
RU2788218C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЁТОМ РАКЕТЫ ПРИ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЯХ 2013
  • Шершаков Вячеслав Михайлович
  • Позин Анатолий Александрович
  • Абдурагимов Сергей Исмаилович
  • Костев Юрий Владимирович
RU2549425C1
УНИВЕРСАЛЬНАЯ ПО ЦЕЛЯМ КРЫЛАТАЯ РАКЕТА И СПОСОБЫ ПОРАЖЕНИЯ ЦЕЛЕЙ 2015
  • Поленин Владимир Иванович
  • Новиков Александр Владимирович
  • Кравченко Анатолий Петрович
RU2622051C2
УСТРОЙСТВО ДЛЯ САМОЛИКВИДАЦИИ РАКЕТЫ 2007
  • Косарев Алексей Андреевич
  • Островский Олег Александрович
  • Шишкин Геннадий Иванович
RU2343399C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ САМОЛИКВИДАЦИИ РАКЕТЫ 2006
  • Косарев Алексей Андреевич
  • Островский Олег Александрович
  • Шишкин Геннадий Иванович
RU2316722C1
СПОСОБ ЭКСПЛУАТАЦИИ СПАСАЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА 1994
  • Беседин В.П.
  • Мешков В.В.
  • Фетисов В.А.
RU2128610C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОТДЕЛЕНИЯ ОТСЕКА БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ 1994
  • Борзов В.С.
  • Камалеев Р.З.
  • Марусик А.Ф.
RU2128816C1
РЕАКТИВНЫЙ ШИФРОВОЙ ЗАРЯД (ВАРИАНТЫ) 2011
  • Новиков Александр Владимирович
  • Цапко Сергей Александрович
RU2510355C2
СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ СТАРТА РАКЕТЫ С САМОЛЕТА 1992
  • Соснин Б.А.
  • Цепелев С.В.
  • Чернышев Г.И.
RU2068169C1

Реферат патента 1999 года СПОСОБ ЛИКВИДАЦИИ РАКЕТ

Изобретение относится к ракетной технике. Способ ликвидации ракет путем их запуска по заданной траектории и разрушения в безопасном для жизнедеятельности людей районе. В полетное задание ракет вводят данные, обеспечивающие в заданный момент времени превышение допустимых отклонений ракеты от заданной траектории. В результате этих отклонений срабатывает система аварийной самоликвидации и ракета уничтожается. Изобретение обеспечивает оперативную ликвидацию ракет без конструктивных доработок с минимальным воздействием на окружающую среду. 1 з.п.ф-лы.

Формула изобретения RU 2 139 491 C1

1. Способ ликвидации ракет, заключающийся в их пуске, полете по заданной траектории и разрушении в безопасном для экологии и жизнедеятельности людей районе, отличающийся тем, что в полетное задание ракет вводят данные, обеспечивающие в заданный момент времени превышение допустимых отклонений ракеты от заданной траектории, срабатывание системы аварийной самоликвидации и уничтожение ракеты. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что данные по сверхдопустимому отклонению ракеты от заданной траектории вводят в полетное задание перед пуском ракеты.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1999 года RU2139491C1

Ракетная и космическая техника
- М.: ЦНТИ "Поиск", 1988, N 25 - 26, c.1, Боевые ракеты
СПОСОБ ЛИКВИДАЦИИ ВЗРЫВНЫХ УСТРОЙСТВ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 1994
  • Башмаков А.К.
  • Георгиади В.В.
  • Лазарев Ю.М.
  • Лазоркин В.И.
  • Лукашвили В.А.
  • Новиков В.И.
  • Филиппов Н.А.
RU2083951C1
US 4437382, 30.03.84
DE 4337003, 22.12.94
Экономайзер 0
  • Каблиц Р.К.
SU94A1
Приспособление в пере для письма с целью увеличения на нем запаса чернил и уменьшения скорости их высыхания 1917
  • Латышев И.И.
SU96A1

RU 2 139 491 C1

Авторы

Величко И.И.

Ролин Л.Н.

Еремин В.Н.

Гребнев А.П.

Даты

1999-10-10Публикация

1998-07-24Подача